航空发动机吞冰损伤一体化数值模拟平台搭建与验证

为了给航空发动机在进气条件下的吞冰损伤物理试验提供多方案快速优化的数值参考,建立了航空发动机叶片吞冰损 伤快速分析的数值模拟方法和流程,并形成了1套软件系统。该系统通过研究发动机进气吞冰过程中冰体6自由度运动姿态和轨 迹的流场快速模拟方法,建立了吞冰流场的数值仿真模型;通过冰体的本构模型及冰体撞击叶片损伤效应的系统研究,准确建立 了叶片损伤模型;将吞冰流场计算和冰撞击过程计算进行了一体化耦合,形成了航空发动机叶片吞冰损伤的快速分析软件系统, 建立了冰块运动姿态、冰块撞击叶片破碎过程及轨迹预测的一体化仿真流程。结果表明：数值计算方法能够有效预测冰块运动轨 迹和撞击变形量,变形量误差不大于8%;该软件系统有效地解决了吞冰损伤复杂过程有限元模型的自动生成问题,极大地提高了 分析效率,可有效节约试验成本、提高试验效率。     

ARJ21-700飞机冰脱落数值模拟

ARJ21-700飞机采用尾吊式发动机布局,特定条件下自表面脱落的冰块对发动机构成安全威胁.为研究冰块形状、姿态及脱落位置对进入发动机的概率的影响,本文应用课题组自主研发的流体计算软件MBNS3D,求得ARJ21-700飞机定常流场,建立不同冰型的气动力数据库;通过对脱落冰块求解六自由度方程,得到冰块自飞机头部和机翼上表面脱落的运动轨迹.研究发现,该方法可以准确、快速进行大量轨迹计算,通过对冰块运动轨迹进行分析,总结冰块被吸入发动机的规律,为ARJ21-700飞机适航提供依据.     

旋转整流罩表面球形脱落冰运动轨迹的数值模拟

为了合理地设计旋转整流罩的防冰系统,以旋转坐标系为参考系,建立了旋转整流罩表面球形脱落冰在涡扇发动机进口流场中运动的数学模型,考虑了脱落冰所受的气动曳力、压差阻力、离心力以及哥氏力,并据此开发了球形脱落冰运动轨迹的计算程序。采用该程序与商业软件NUMECA计算得到的发动机进口空气流场数据对球形脱落冰的运动过程进行了数值模拟。计算结果表明,球形冰的运动轨迹线在靠近整流罩处接近于沿径向的直线,此后球形冰在远离旋转轴的同时也向下游弯曲;直径较小和脱落位置靠近下游的球形冰更易进入发动机内,并且其跟随旋转轴转动的趋势越显著。     

贝尔206BⅢ型直升机的发动机防冰系统浅析

当飞机穿过有冷水珠的云层或者是在有冻雾的地面工作时,其发动机和进气道前缘容易形成结冰,会大大限制通过发动机的空气流量而导致发动机性能损失、功率降低并容易使发动机发生故障.此外,脱落的冰块被吸入发动机或撞击进气道吸音材料衬层时,可能造成损伤.因此,必需采用防冰系统.现在的发动机基本防冰方式有两种:电热防冰和气热防冰.     

动力对全机水滴收集率的影响计算

针对飞机在飞行中遭遇过冷水滴撞击并结冰现象,建立了适合于发动机带动力情况下结冰过程水滴收集率计算的三维数值方法和计算程序.其基本思路为:采用多块技术与SIMPLE方法计算空气流场,以流场分布的计算结果为基础,求解水滴相的控制方程,进而获得物体表面的水滴收集率.空气相控制方程和水滴相控制方程均写成典型输运方程的形式,采用一致的有限体积法离散求解,方便了计算程序的编制.对某型运输机巡航构型有/无动力条件的水滴收集率进行了比较计算,获得了不同直径水滴在飞机表面的撞击特征以及水滴收集率在飞机机翼、平尾、垂尾和发动机进气道唇口上的分布规律.研究表明:(1)发动机是否带动力对机翼、平尾、垂尾的水滴收集率基本无影响;(2)飞机带动力主要影响发动机进气道唇口处的水滴收集率,带动力后唇口的收集率比无动力情况高,水滴撞击范围增大,在进行防除冰研究和设计时需引起重视.     

民用飞机尾吊发动机安装效应对推力影响研究

为准确分析并确定飞机气动力从而获取飞机气动特性,根据民用飞机研制和性能飞行试验的研究需求,采用数值模拟方法对飞机和发动机带动力三维流场进行了计算,分析了安装和非安装状态下发动机附近流场和其推力参数的变化,初步获得了发动机安装效应对尾吊式民机推力预测的影响。结果表明:本文采用的基于流管假设的推阻力划分方法和数值模拟分析方法,可以获得发动机安装前后的总推力、净推力、安装推力和各推力分量,其结果与发动机性能模型预测基本一致;在带动力条件下,对飞机可用推力的预测需仔细分析安装效应对发动机安装推力的影响,和非安装状态不同,安装状态下喷管气流易受机体/机翼/吊挂流场干扰,其上产生较为明显的压缩-膨胀-再压缩过程;对发动机安装和非安装状态内外涵喷管流动分析表明,出口气流的压力损失和摩阻差异可能是导致推力分量产生变化的主要原因。     

涡桨飞机发动机进气道排除异物特性数值方法研究

根据适航规范针对常见的两种外来异物：冰雹与冰块进行本体特性研究,确定两种外来异物的几何、质量以及初始姿态特性。耦合计算流体力学(CFD)以及六自由度方法(6DOF),开展涡桨发动机进气道以及旁通道中的异物运动排除特性数值模拟,分析其气动特性以及运动轨迹。针对运动中可能存在的碰撞现象,进一步联合LS-DYNA软件进行仿真分析,建立合理有效的涡桨发动机进气道外来异物排除数值模拟方法。以某型涡桨发动机为例,两种异物的计算结果表明,一旦异物与壁面发生碰撞,碎裂成若干很小的碎块,能量损失,对发动机威胁较小,无论是进入主发动机或者旁通道,均可认为排除。但是,由于下壁面结冰区的冰块容易直接进入主发动机,有可能造成严重影响,需要重点关注。     

水滴撞击特性的数值计算方法研究

 对水滴撞击特性的数值计算方法进行了研究。在对防冰部件流场进行计算的基础上,通过对水滴所在单元的判断和单元内流场速度的插值求解以及水滴运动轨迹计算边界的判断,采用差分法对水滴运动方程进行了数值求解,得到了水滴运动轨迹,从而确定了水滴的撞击极限、总收集系数和局部水收集系数等水滴撞击特性参数,为飞机防冰系统的设计奠定了基础;此外,以发动机进气道的水滴撞击特性的计算为算例,研究了飞行高度、飞行速度及水滴半径对水滴撞击特性的影响。     

发动机进排气系统对飞机气动特性影响的数值研究

为了分析发动机与飞机系统耦合过程中产生的气动力特性,准确获取实际使用条件下的飞机升阻特性,以带动力的某半模飞机模型为研究对象,开展了三维流场数值仿真计算,利用风洞试验数据对计算方法进行了验证,总结了溢流阻力及排气干扰阻力的变化规律,结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,在选定的发动机工作参考状态下,溢流阻力在飞机系统升力与阻力方向的分量随捕获面积比的增大分别增大、减小,排气系统实际工作状态偏离选定的参考状态越远,干扰阻力在飞机系统升力和阻力方向分量的绝对值越大。     

螺旋桨飞机升力失速特性研究北大核心CSCD

飞机的最大升力系数 CLmax 直接影响翼载的选取,进而影响飞机的重量和经济性。螺旋桨飞机在带动力条件下 CLmax 随滑流强度增加而提高,但按照常规理论采用无动力 CLmax 数据选取的翼载偏小偏保守,没有充分发掘飞机的性能潜力。结合适航规定以及某四发螺旋桨飞机飞行实际情况,提出了一种基于发动机慢车状态确定 CLmax的概念,并将飞机带动力 CLmax 分解为无动力 CLmax 、螺旋桨拉力、螺旋桨法向力、滑流增升效应等4部分贡献,通过无动力和多天平带动力风洞实验完成了上述分量的模拟、测量和修正。计算表明某四发螺旋桨飞机在发动机慢车失速试飞条件下的滑流强度约为0．1,螺旋桨系统的动力增升作用使不同襟翼构型的 CLmax 增加8％～9％。该方法获得的 CLmax 与飞机试飞结果较为吻合,充分挖掘了飞机的低速性能潜力,并为同类螺旋桨飞机设计提供了一定的参考。